CN106884687B - 用于冷却涡轮护罩后缘的系统及方法 - Google Patents

用于冷却涡轮护罩后缘的系统及方法 Download PDF

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Abstract

一种包括本体(42)的护罩节段(40)，该本体(42)包括前缘(44)、后缘(46)、第一侧缘(48)和第二侧缘(50)、以及一对相对的侧向侧(52,54)。第一侧向侧(52)构造成与具有冷却流体的腔(56)对接，而第二侧向侧(54)朝热气体流动路径(47)定向。护罩节段(40)包括设置在本体(42)内的至少一个通道，其中至少一个通道包括：第一部分，其从后缘(46)的上游朝后缘(46)沿从前缘(44)到后缘(46)的第一方向延伸；第二部分，其从后缘(46)到后缘的上游(44)沿从后缘(46)到前缘(44)的第二方向延伸；以及第三部分，其从后缘(46)的上游朝后缘(46)沿第一方向延伸。

Description

用于冷却涡轮护罩后缘的系统及方法
技术领域
本文公开的主题涉及燃气涡轮发动机，并且更具体地涉及用于燃气涡轮发动机的涡轮护罩。
背景技术
诸如燃气涡轮发动机的涡轮机可包括压缩机、燃烧器和涡轮。气体在压缩机中压缩，与燃料组合，且然后被给送到燃烧器中，在燃烧器中气体/燃料混合物燃烧。高温和高能排出流体然后沿热气体路径给送到涡轮，在涡轮处，流体的能量转换成机械能。沿热气体路径的高温可加热涡轮构件(例如，涡轮护罩)，引起构件的退化。
发明内容
在范围上与原来提出的主题相当的某些实施例在下文中概述。这些实施例不旨在限制提出的主题的范围，而是，这些实施例仅旨在提供主题的可能形式的简要概括。实际上，主题可包含可与下文所述实施例相似或不同的多种形式。
按照第一实施例，提供了一种用于在燃气涡轮发动机的涡轮区段中使用的护罩节段。护罩节段包括本体，其包括前缘、后缘、第一侧缘、第二侧缘，以及在前缘与后缘之间且在第一侧缘与第二侧缘之间的一对相对的侧向侧。一对相对的侧向侧中的第一侧向侧构造成与具有冷却流体的腔对接，且一对相对的侧向侧中的第二侧向侧朝热气体流动路径定向。护罩还包括设置在后缘附近第二侧向侧上本体内的至少一个通道，其中至少一个通道包括：第一部分，其从后缘的上游朝后缘沿从前缘到后缘的第一方向延伸；第二部分，其从后缘到后缘的上游沿从后缘到前缘的第二方向延伸；以及第三部分，其从后缘的上游朝后缘沿第一方向延伸。至少一个通道构造成接收来自腔的冷却流体来冷却后缘。
按照第二实施例，提供了一种燃气涡轮发动机。燃气涡轮发动机包括压缩机、燃烧系统、以及涡轮区段。涡轮区段包括：外壳；联接至外壳的外护罩节段；联接至外护罩节段来形成腔的内护罩节段，腔构造成接收来自压缩机的冷却流体。内护罩节段包括：本体，其具有前缘、后缘、第一侧缘、第二侧缘，以及在前缘与后缘之间且在第一侧缘与第二侧缘之间的一对相对的侧向侧。一对相对的侧向侧中的第一侧向侧构造成与腔对接，且一对相对的侧向侧中的第二侧向侧朝热气体流动路径定向。内护罩节段包括设置在后缘附近第二侧向侧上本体内的多个通道，其中各个通道布置成蛇形图案。多个通道构造成接收来自腔的冷却流体来冷却后缘。
按照第三实施例，提供了一种用于在燃气涡轮发动机的涡轮区段中使用的护罩节段。护罩节段包括本体，其包括前缘、后缘、第一侧缘、第二侧缘，以及在前缘与后缘之间且在第一侧缘与第二侧缘之间的一对相对的侧向侧。一对相对的侧向侧中的第一侧向侧构造成与具有冷却流体的腔对接，且一对相对的侧向侧中的第二侧向侧朝热气体流动路径定向。护罩节段还包括设置在后缘附近第二侧向侧上本体内的多个通道，其中各个通道布置成蛇形图案，且各个通道包括设置在后缘上游的自由端。护罩节段还包括多个入口通路。多个入口通路中的相应入口通路在后缘的上游联接至多个通道的相应通道的相应自由端，其中相应入口通路从相应自由端延伸至第一侧向侧，且相应入口通路构造成将冷却流体从腔提供至相应通道来冷却后缘。
本发明的第一技术方案提供了一种用于在燃气涡轮发动机的涡轮区段中使用的护罩节段，包括：本体，其包括前缘、后缘、第一侧缘、第二侧缘，以及在所述前缘与所述后缘之间且在所述第一侧缘与所述第二侧缘之间的一对相对的侧向侧，其中所述一对相对的侧向侧中的第一侧向侧构造成与具有冷却流体的腔对接，且所述一对相对的侧向侧中的第二侧向侧构造成朝热气体流动路径定向；以及设置在所述后缘附近所述第二侧向侧上所述本体内的至少一个通道，其中所述至少一个通道包括：第一部分，其从所述后缘的上游朝所述后缘沿从所述前缘到所述后缘的第一方向延伸；第二部分，其从所述后缘到所述后缘的上游沿从所述后缘到所述前缘的第二方向延伸；以及第三部分，其从所述后缘的上游朝所述后缘沿所述第一方向延伸；以及其中所述至少一个通道构造成接收来自所述腔的所述冷却流体来冷却所述后缘。
本发明的第二技术方案是在第一技术方案中，所述第一部分、所述第二部分、以及所述第三部分是线性的。
本发明的第三技术方案是在第二技术方案中，所述至少一个通道包括在所述后缘附近将所述第一部分联接至所述第二部分的第一弯曲部分。
本发明的第四技术方案是在第三技术方案中，所述至少一个通道包括在所述后缘的上游将所述第二部分联接至所述第三部分的第二弯曲部分。
本发明的第五技术方案是在第一技术方案中，所述第一部分、所述第二部分、以及所述第三部分是关于彼此平行的。
本发明的第六技术方案是在第一技术方案中，所述至少一个通道布置成蛇形图案。
本发明的第七技术方案是在第一技术方案中，所述第一部分包括第一自由端，所述护罩节段包括入口通路，其联接至所述第一自由端且沿径向方向从所述第一自由端延伸至所述第一侧向侧，且所述入口通路构造成将所述冷却流体从所述腔提供至所述至少一个通道。
本发明的第八技术方案是在第七技术方案中，所述第三部分包括设置在所述后缘处的第二自由端，且所述至少一个通道构造成在所述后缘处经由所述第二自由端将所述冷却流体从所述本体排出。
本发明的第九技术方案是在第一技术方案中，所述第一部分相比于所述第二部分和所述第三部分定位更靠近从所述前缘延伸至所述后缘的所述本体的中心轴线。
本发明的第十技术方案是在第九技术方案中，所述第二部分相比于所述第三部分定位更靠近所述中心轴线。
本发明的第十一技术方案是在第一技术方案中，所述至少一个通道被放电加工到所述本体中。
本发明的第十二技术方案是在第一技术方案中，所述本体具有从所述前缘至所述后缘的一段长度，且至少第一通道全部设置在所述长度的最后四分之一内。
本发明的第十三技术方案是在第一技术方案中，包括硬钎焊到所述第二侧向侧的预烧结预成形件层，其中所述预烧结预成形件层包括构造成与所述热气体流动路径对接的第一表面和与所述本体一起限定所述至少一个通道的第二表面。
本发明的第十四技术方案提供了一种燃气涡轮发动机，包括：压缩机；燃烧系统；以及涡轮区段，其包括：外壳；联接至所述外壳的外护罩节段；联接至所述外护罩节段来形成腔的内护罩节段，所述腔构造成接收来自所述压缩机的冷却流体，其中所述内护罩节段包括：本体，其包括前缘、后缘、第一侧缘、第二侧缘，以及在所述前缘与所述后缘之间且在所述第一侧缘与所述第二侧缘之间的一对相对的侧向侧，其中所述一对相对的侧向侧中的第一侧向侧构造成与所述腔对接，且所述一对相对的侧向侧中的第二侧向侧朝热气体流动路径定向；设置在所述后缘附近所述第二侧向侧上所述本体内的多个通道，其中各个通道布置成蛇形图案；以及其中所述多个通道构造成接收来自所述腔的所述冷却流体来冷却所述后缘。
本发明的第十五技术方案是在第十四技术方案中，所述多个通道中的每个通道包括第一自由端和第二自由端，所述内护罩节段包括联接至所述多个通道的相应通道的相应第一自由端的多个入口通路的相应入口通路，所述多个入口通路从相应第一自由端延伸至所述第一侧向侧，且所述多个入口通路构造成将所述冷却流体从所述腔提供至所述多个通道。
本发明的第十六技术方案是在第十五技术方案中，所述多个通道的各个第二自由端设置在所述后缘处，且所述多个通道构造成在所述后缘处经由所述第二自由端将所述冷却流体从所述本体排出。
本发明的第十七技术方案是在第十四技术方案中，所述本体具有从所述前缘至所述后缘的一段长度，且所述多个通道全部设置在所述长度的最后四分之一内。
本发明的第十八技术方案是在第十四技术方案中，包括硬钎焊到所述第二侧向侧的预烧结预成形件层，其中所述预烧结预成形件层包括构造成与所述热气体流动路径对接的第一表面和与所述本体一起限定所述多个通道的第二表面。
本发明的第十九技术方案提供了一种用于在燃气涡轮发动机的涡轮区段中使用的护罩节段，包括：本体，其包括前缘、后缘、第一侧缘、第二侧缘，以及在所述前缘与所述后缘之间且在所述第一侧缘与所述第二侧缘之间的一对相对的侧向侧，其中所述一对相对的侧向侧中的第一侧向侧构造成与具有冷却流体的腔对接，且所述一对相对的侧向侧中的第二侧向侧朝热气体流动路径定向；设置在所述后缘附近所述第二侧向侧上所述本体内的多个通道，其中各个通道布置成蛇形图案，且各个通道包括设置在所述后缘上游的自由端；以及多个入口通路，其中所述多个入口通路中的相应入口通路在所述后缘的上游联接至所述多个通道的相应通道的相应自由端，其中所述相应入口通路从所述相应自由端延伸至所述第一侧向侧，且所述相应入口通路构造成将所述冷却流体从所述腔提供至所述相应通道来冷却所述后缘。
本发明的第二十技术方案是在第十九技术方案中，所述本体具有从所述前缘至所述后缘的一段长度，且所述多个通道全部设置在所述长度的最后四分之一内。
附图说明
在参照附图阅读以下详细描述时，本主题的这些及其它特征、方面和优点将变得更好理解，附图中相似的标号表示附图各处相似的部分，在附图中：
图1为具有带冷却通道的涡轮护罩的涡轮系统的实施例的框图；
图2为联接到外涡轮护罩节段上的内涡轮护罩节段的实施例的透视图；
图3为内涡轮护罩节段的实施例的底视图(例如，朝热气体流动路径定向的侧向侧的视图)；
图4为内涡轮护罩节段的实施例的顶视图(例如，与腔对接的侧向侧的视图)；
图5为在后缘附近具有锯齿形布置的冷却通道的内涡轮护罩节段的实施例的底视图(例如，朝热气体流动路径定向的侧向侧的视图)；
图6为在后缘附近具有蛇形布置的冷却通道的内涡轮护罩节段的实施例的底视图(例如，朝热气体流动路径定向的侧向侧的视图)；
图7为沿线7-7截取的图5的内涡轮护罩节段的一部分的实施例的透视截面视图(其中以虚线示出了入口通路和通道)；以及
图8为用于制造内涡轮护罩节段的方法的实施例的流程图。
零件列表
10 涡轮系统
12 燃料喷嘴
14 燃料供应
16 燃烧器
18 涡轮
19 涡轮壳
20 排气出口
22 轴
24 压缩机
26 进气口
28 负载
30 轴向方向
32 径向方向
34 周向方向
36 内涡轮护罩节段
38 外涡轮护罩节段
40 涡轮护罩节段
42 本体
44 前缘
46 后缘
47 热气体流动路径
48 第一侧缘
50 第二侧缘
52 侧向侧
54 侧向侧
56 腔
58 预烧结的预成形件层
60 第一表面
62 第二表面
74 通道
76 第一端部
78 钩形部分
80 自由端
82 第二端部
84 箭头
86 通道
88 通道
90 长度
92 开口
93 开口
96 分段式通道
98 桥接部分
100 部分
102 部分
104 通路
105 出口孔
106 通道
108 中心轴线
110 第一自由端
112 第二自由端
114 箭头
116 最内通道
118 通道
120 通道
122 通道
124 通道
126 通道
128 通道
130 第一部分
132 第二部分
134 第三部分
136 第一弯曲部分
138 第二弯曲部分
140 第一部分
142 第二部分
144 弯曲部分
146 通道
148 第一侧
150 第二侧
152 第一自由端
154 第二自由端
156 箭头
158 第一部分
160 第二部分
162 第三部分
164 第一弯曲部分
166 第二弯曲部分
168 入口通路
170 出口孔
172 方法
174 步骤
176 步骤
178 步骤
180 步骤
182 步骤
184 步骤
186 步骤
188 步骤
190 步骤
192 步骤
194 步骤
196 步骤
198 步骤。
具体实施方式
下文将描述本主题的一个或更多个特定实施例。为了提供这些实施例的简要描述，可在说明书中不描述实际实施方式的所有特征。应当认识到的是，在任何此类实际实施方式的开发中，如任何工程项目中那样，必须进行许多实施方式特有的决定来实现开发者的特定目标，诸如符合系统相关和商业相关的约束，这可从一个实施方式到另一个不同。此外，应当认识到的是，此开发工作可能复杂且耗时的，但对于受益于本公开内容的普通技术人员仍是制造和生产的例行任务。
当介绍本主题的各种实施例的元件时，词语"一个"、"一种"、"该"和"所述"旨在意指存在一个或更多个元件。用语"包括"、"包含"和"具有"旨在为包含性的，且意思是可存在除所列元件之外的附加元件。
本公开内容针对用于冷却沿热气体流动路径设置的涡轮的构件(例如，涡轮护罩)的系统及方法。具体而言，内涡轮护罩节段包括本体，其包括设置在朝热气体流动路径定向的侧向侧上的近表面通道(例如，微通道)。在某些实施例中，通道可设置在本体的后缘附近。设置(例如，硬钎焊)在侧向侧上的预烧结预成形件层与本体一起限定通道。各个通道包括：第一部分，其从后缘的上游朝后缘沿从本体的前缘到后缘的第一方向延伸；第二部分，其从后缘到后缘的上游沿从后缘到前缘的第二方向延伸；以及第三部分，其从后缘的上游朝后缘沿第一方向延伸。在某些实施例中，第一、第二、和第三部分经由弯曲部分联接。在某些实施例中，后缘附近的各个通道可布置成蛇形图案。后缘附近的通道构造成经由入口通路接收来自腔(例如，浴缸)的冷却流体(例如，来自压缩机的排出空气或冲击后空气)，腔由内涡轮护罩节段和联接到内涡轮护罩节段的外涡轮护罩节段限定，入口通路联接到延伸至与腔对接的内涡轮护罩节段的侧向侧(即，与朝热气体流动路径定向的侧向侧相对的侧向侧)的通道的第一部分相应自由端上。通道经由通道的第三部分的相应自由端从本体的后缘排出冷却流体(例如，用过的冷却流体)。通道的形状在保持流动最小的同时提供后缘附近的较大的冷却区域(例如，大于用于涡轮护罩的典型冷却系统)。通道的形状还优化成在堵住通道的情况中提供的足够的冷却。内涡轮护罩节段的公开实施例可允许以较少空气(例如，少于用于涡轮护罩的典型冷却系统)冷却内涡轮护罩节段，导致与用于冷却的可充空气方面相关联的成本降低。
转到附图，图1为涡轮系统10的实施例的框图。如下文详细所述，公开的涡轮系统10(例如，燃气涡轮发动机)可使用具有下文所述的冷却通道的涡轮护罩，该冷却通道可减小热气体路径构件的应力模式，且改善涡轮系统10的效率。涡轮系统10可使用液体或气体燃料(诸如天然气和/或富氢合成气体)以驱动涡轮系统10。如图所示，燃料喷嘴12吸入燃料供应14，使燃料与诸如空气、氧、富氧空气、少氧空气或它们的任何组合的氧化剂混合。尽管以下论述将氧化剂称为空气，但任何适合的氧化剂都可结合公开的实施例使用。一旦燃料和空气混合，则燃料喷嘴12将燃料空气混合物以适合的比率分送到燃烧器16中，以用于最佳的燃烧、排放、燃料消耗和功率输出。涡轮系统10可包括位于一个或更多个燃烧器16内的一个或更多个燃料喷嘴12。燃料空气混合物在燃烧器16内的室中燃烧，由此产生热加压排出气体。燃烧器16引导排出气体(例如，热加压气体)穿过过渡件进入涡轮喷嘴(或"一级喷嘴")，以及其它级的轮叶(或叶片)和喷嘴，引起涡轮18在涡轮壳19(例如，外壳)内旋转。排出气体朝排气出口20流动。当排出气体经过涡轮18时，气体迫使涡轮轮叶(或叶片)使轴22沿涡轮系统10的轴线旋转。如图所示，轴22可连接到涡轮系统10的各种构件上，包括压缩机24。压缩机24还包括联接到轴22上的叶片。当轴旋转22时，压缩机24内的叶片也旋转，由此压缩从进气口26穿过压缩机24且进入燃料喷嘴12和/或燃烧器16的空气。来自压缩机24的压缩的空气(例如，排出空气)的一部分可转移到涡轮18或其构件，而不经过燃烧器16。排出的空气(例如，冷却流体)可用于冷却涡轮构件，诸如护罩和定子上的喷嘴，连同转子上的轮叶、盘和隔板。轴22还可连接到负载28上，其可为车辆或静止负载，例如，发电设备中的发电机或飞行器上的螺旋桨。负载28可包括能够由涡轮系统10的旋转输出供能的任何适合的装置。涡轮系统10可沿轴向轴线或方向30、朝向或远离轴线30的径向方向32和围绕轴线30的周向方向34延伸。在实施例中，热气体构件(例如，涡轮护罩、喷嘴等)位于涡轮18中，其中热气体流动跨过构件，引起涡轮构件的蠕变、氧化、磨损和热疲劳。涡轮18可包括具有冷却通路(例如，近表面微通道)的一个或更多个涡轮护罩节段(例如，内涡轮护罩节段)，以允许控制热气体路径构件的温度(例如，使用少于用于护罩的典型冷却系统的冷却空气)，以减少构件中的危害模式，来延长构件的使用寿命(同时执行其预期功能)，减少与操作涡轮系统10相关联的成本，且改善燃气轮机系统10的效率。
图2为联接到外涡轮护罩节段38上来形成涡轮护罩节段40的内涡轮护罩节段36的实施的透视图。涡轮18包括多个涡轮护罩节段40，其一起形成围绕相应涡轮级的相应的环。在某些实施例中，涡轮18可包括联接到围绕涡轮18(和涡轮级)的旋转轴线沿周向方向34设置的各个涡轮护罩节段40的相应外涡轮护罩节段38上的多个内涡轮护罩节段36。在其它实施例中，涡轮18可包括联接到外涡轮护罩节段38上来形成涡轮护罩节段40的多个内涡轮护罩节段38。
如图所示，内涡轮护罩节段40包括本体42，其具有都与热气体流动路径47对接的上游或前缘44和下游或后缘46。本体42还包括都在前缘44与后缘46之间延伸的第一侧缘48(例如，第一斜面)和设置成与第一侧缘48相对的第二侧缘50(例如，第二斜面)。本体42还包括在前缘44与后缘46和第一侧缘48与第二侧缘50之间延伸的一对相对的侧向侧52,54。在某些实施例中，本体42(具体是侧向侧52,54)可在第一侧向侧48与第二侧向侧50之间的周向方向34上和/或前缘44与后缘46之间的轴向方向30上为弧形。侧向侧52构造成与限定在内涡轮护罩节段36与外涡轮护罩节段38之间的腔56对接。侧向侧54构造成朝涡轮18内的热气体流动路径47定向。
如下文更详细所述，本体42可包括设置在侧向侧54内的多个通道(例如，冷却通道或微通道)，以有助于冷却热气体流动路径构件(例如，涡轮护罩40、内涡轮护罩节段36，等)。在某些实施例中，这些通道中的一些设置在后缘46附近，而有或没有设置在本体42的其它部分上的侧向侧内的其它通道。预烧结预成形件(PSP)层58可设置(例如，硬钎焊)在侧向侧54上，使得PSP层58的第一表面60与本体42一起限定(例如，包围)通道，且PSP层58的第二表面62与热气体流动路径47对接。PSP层58可由超级合金和硬钎焊材料形成。在某些实施例中，作为PSP层58的替代方案，非PSP金属片可设置在侧向侧54上，其与本体42一起限定通道。在某些实施例中，通道可完全铸造在侧向侧54附近的本体42内。在某些实施例中，作为PSP层58的替代方案，阻隔涂层或热障涂层桥接物可用于包围本体42内的通道。
在某些实施例中，本体42包括钩部分，以允许内涡轮护罩涡轮节段36联接到外涡轮护罩节段38上。如上文所述，内涡轮护罩节段36的侧向侧52和外涡轮护罩节段38限定腔56。外涡轮护罩节段38大体上邻近来自压缩机24的涡轮18中的相对冷的流体或空气(即，比热气体流动路径47中的温度更冷)。外涡轮护罩节段38包括通路(未示出)，以接收来自压缩机24的冷却流体或空气，压缩机24提供冷却流体至腔56。如下文更详细所述，冷却流体经由从侧向侧52延伸到通道的设置在本体42中的入口通路流至内涡轮护罩节段36的本体42内的通道。(设置于不在后缘附近的区域中的)各个通道均包括：包括具有自由端的钩形部分的第一端部，以及第二端部。第二端部可包括计量特征(例如，延伸到通道中的本体42的部分，其使通道的一部分的截面面积关于通道的相邻截面面积变窄)，以调节通道内的冷却流体流。在某些实施例中，各个通道自身(排除第二端部)用作计量特征(例如，包括延伸到通道中的本体42的一部分)。在其它实施例中，联接到钩形部分上的入口通路可包括计量特征(例如，延伸到入口通路中的本体42的一部分)。在某些实施例中，通道自身、第二端部或入口通路或它们的组合包括计量特征。另外，冷却流体经由第一侧缘48和/或第二侧缘50处的第二端部流出通道(和本体42)。在某些实施例中，通道可布置成交错图案，其中通道具有设置在第一侧缘48附近的第一端部和设置在第二侧缘50附近的第二端部，而相邻通道具有相对定向(即，设置在第二侧缘50附近的第一端部和设置在第一侧缘48附近的第二端部)。通道的钩形部分在保持流动最小的同时通过在斜面附近增加一段冷却通道来提供较大的冷却区域(例如，大于用于涡轮护罩的典型冷却系统)。另外，钩形部分允许通道的直部分的较好间距。在某些实施例中，本体42包括设置在后缘46附近的通道，其与设置在本体42的其余部分上的通道不同地成形。例如，后缘46附近的通道(其将在下面更详细描述)可各自包括蛇形图案。通道的形状还优化成在堵住通道的情况中提供的足够的冷却。内涡轮护罩节段的公开实施例可允许以较少空气(例如，少于用于涡轮护罩的典型冷却系统)冷却内部涡轮护罩节段，导致与用于冷却的可充空气方面相关联的成本降低。
图3为没有PSP层58的内涡轮护罩节段36的实施例的底视图(例如，朝热气体流动路径定向的本体42的侧向侧54的视图)。如图所示，本体42包括设置在侧向侧54内的多个通道74(例如，冷却通道或微通道)。本体42可包括2到40个或更多的通道74(如图所示，本体42包括23个通道74)。各个通道74均构造成接收来自腔56的冷却流体。各个通道74均包括第一端部76，其包括具有自由端80的钩形部分78。各个钩形部分78均具有范围从大约0.05到4毫米(mm)、0.1到3mm、1.14到2.5mm和其间的所有子范围的钩转角半径。如下文更详细所述，各个钩形部分78的自由端80联接到入口通路上，其允许通道74接收来自腔56的冷却流体。钩形部分78的曲率允许更多通道74设置在侧向侧54内。另外，钩形部分78在保持流动最小的同时通过在侧缘48,50附近增加一段冷却通道74来提供较大的冷却区域(例如，大于用于涡轮护罩的典型冷却系统)。另外，钩形部分78允许通道74的直部分的较好间距。而且，钩形部分78的回转允许了通道的直部分与相邻通道一致间隔开，以钩住护罩节段36的本体42的主要部分。在某些实施例中，钩形部分78可调整成允许通道74的直部分的间距对于较高热负载区更紧密填充。总体上，通道74的形状还优化成在堵住通道74的情况中提供足够的冷却。各个通道74均还包括第二端部82，其允许用过的冷却流体经由侧缘48,50，经由出口孔如箭头84指出那样流出本体42。在某些实施例中，第二端部82包括计量特征，其构造成调节(例如，计量)相应通道74内的冷却流体的流。在某些实施例中，各个通道74均可在第二端部82处形成分段的通道。具体而言，本体42的桥接部分可延伸跨过第二端部82内的各个通道74(例如，沿从前缘44到后缘46的方向)，其中通道74的一部分在桥接部分上游，且通道74的一部分在桥接部分下游。通路可在流体地连接桥接部分上游和下游的通道74的部分的桥接部分下方延伸。在某些实施例中，各个通道74自身(排除第二端部82)用作计量特征(例如，包括延伸到通道中的本体42的一部分)。在其它实施例中，联接到钩形部分78上的入口通路可包括计量特征(例如，延伸到入口通路中的本体42的一部分)。在某些实施例中，通道74自身、第二端部82或入口通路或它们的组合包括计量特征。
如图所示，通道74中的一些(例如，通道86)包括设置在侧缘50附近的第一端部76的钩形部分78和设置在侧缘48附近的第二端部82，而通道74中的一些(例如，通道88)包括设置在侧缘48附近的第一端部76的钩形部分78和设置在侧缘50附近的第二端部82。在某些实施例中，通道74以交错图案设置(例如，通道86,88)，其中一个通道74具有设置在一个侧缘48或50附近的钩形部分78，以及设置在相对侧缘48或50附近的第二端部82，其中相邻通道74具有相对定向。如图所示，通道74从前缘44附近到后缘46附近在侧缘48,50之间延伸。在某些实施例中，通道74可在侧缘48,50之间延伸，覆盖前缘44与后缘46之间的本体42的长度90的大约百分之50到90、百分之50到70、百分之70到90，以及其中的所有子范围。例如，通道74可在侧缘48,50之间延伸，覆盖长度90的大约百分之50, 55, 60, 65, 70, 75, 80,85或90。这允许了沿两个侧缘48,50的冷却，以及跨过前缘44与后缘46和侧缘48,50之间的本体42的显著部分(具体而言，朝热气体流动路径47定向的侧向侧54)的冷却。
图4为内涡轮护罩节段36的实施例的顶视图(例如，与腔56对接的侧向侧52的视图)。如图所示，本体42包括允许冷却流体从腔56经由入口通路流入通道74中的多个开口或孔口92。本体还包括多个开口或孔口93，其允许冷却流体从腔56流动到设置在后缘46附近的通道(与通道74不同)中。在某些实施例中，入口通路大体上沿径向方向32从通道74的钩形部分78的自由端80延伸至侧向侧52，以允许冷却流体流入通道74中。在某些实施例中，入口通路可关于侧向侧54成角。例如，入口通路的角可范围在大约45到90度之间、45到70度之间、70到90度之间，以及其中的所有子范围。
图5为在后缘46附近具有锯齿形布置的冷却通道106的内涡轮护罩节段36(没有PSP层58)的实施例的底视图(例如，朝热气体流动路径定向的侧向侧54的视图)。如图所示，本体42包括在后缘46附近设置在侧向侧54内的多个通道106(例如，冷却通道或微通道)。本体42可包括2到30或更多个通道106(如图所示，本体42包括13个通道106)。各个通道106构造成经由第一自由端110接收来自腔56的冷却流体，以及如箭头114所指示的在后缘46处经由出口孔经由第二自由端112排出用过的冷却流体。在某些实施例中，通道106可包括如上面关于通道74描述的计量特征。最内通道116沿轴向方向30沿着中心轴线108从后缘46的上游延伸至后缘46。通道106还包括在通道116侧面的通道118、在通道116和通道118侧面的通道120、在在通道116和通道118,120侧面的通道122、在通道116和通道118,120,122侧面的通道124、在通道116和通道118,120,122,124侧面的通道126、以及在通道116和通道118,120,122,124,126侧面的通道128。通道118,120,122,124,126各自包括具有第一自由端110的第一部分130，其沿着轴向方向30、平行于中心轴线108、从后缘46的上游朝后缘46延伸。通道118,120,122,124和126还各自包括第二部分132，其垂直于中心轴线108且远离中心轴线108(以及平行于后缘46)延伸。通道118,120,122,124和126还各自包括具有第二自由端112的第三部分134，其沿着轴向方向30、平行于中心轴线108、从后缘46的上游朝后缘46延伸。通道118,120,122,124和126各自包括联接第一部分130和第二部分132的第一弯曲部分136，以及联接第二部分132和第三部分134的第二弯曲部分138。部分130关于彼此平行。而且，部分132关于彼此平行。而且，部分134关于彼此平行。通道128中的每一个包括具有第一自由端110的第一部分140，其垂直于中心轴线108且远离中心轴线108(以及平行于后缘46)延伸。通道128还各自包括具有第二自由端112的第二部分142，其沿着轴向方向30、平行于中心轴线108、从后缘46的上游延伸至后缘46。通道128中的每一个包括联接第一部分140和第二部分142的弯曲部分144。部分140关于部分132平行。而且部分142关于部分132平行。全部通道106可设置在后缘46附近的本体42的长度90的最后大致百分之25之内。在某些实施例中，通道106可设置在后缘46附近的本体42的长度90的最后大致百分之15到25之内。通道106在保持流动最小的同时提供后缘46附近的较大的冷却区域(例如，大于用于涡轮护罩的典型冷却系统)。总体上，通道106的形状还优化成在堵住通道106的情况中提供的足够的冷却。在某些实施例中，本体42可仅包括通道106(与通道74,106两者相对)。
图6为在后缘46附近具有蛇形布置的冷却通道146的内涡轮护罩节段的实施例的底视图(例如，朝热气体流动路径定向的侧向侧的视图)。如图所示，本体42包括在后缘46附近设置在侧向侧54内的多个通道146(例如，冷却通道或微通道)。本体42可包括2到30或更多个通道146(如图所示，本体42包括10个通道146)。通道146围绕本体42的中心轴线108布置。如图所示，通道146中的5个设置在中心轴线108的第一侧148上，而其它5个通道146设置在中心轴线108的第二侧150上，其中它们的定向关于第一侧148上的通道146翻转180度(例如，以形成围绕中心轴线108的镜像)。各个通道146构造成经由第一自由端152接收来自腔56的冷却流体，以及如箭头156所指示的在后缘46处经由出口孔经由第二自由端154排出用过的冷却流体。在某些实施例中，通道146可包括如上面关于通道74描述的计量特征。各个通道146包括具有第一自由端152的第一部分158，其沿着轴向方向30、平行于中心轴线108、从后缘46的上游朝后缘46延伸。各个通道146还包括第二部分160，其从后缘46附近延伸(例如，平行于中心轴线108)至第二边缘的上游(例如，相反方向30)。各个通道146还包括第三部分162，其沿着轴向方向30、平行于中心轴线108、从后缘46的上游朝后缘46延伸。第一部分158、第二部分160、和第三部分162关于彼此平行。如图所示，第一部分158、第二部分160、和第三部分162是线性的。第二部分160设置在第一部分158和第三部分162之间。第一部分158相比于第二部分160和第三部分162更靠近中心轴线108定位。各个通道146还包括联接第一部分160和第二部分162的设置在后缘46附近的第一弯曲部分164。各个通道146还包括联接第二部分160和第三部分162的设置在后缘46上游的第二弯曲部分166。因此，如图所示，各个通道146包括蛇形图案。全部通道146可设置在后缘46附近的本体42的长度90的最后大致百分之25之内。在某些实施例中，通道146可设置在后缘46附近的本体42的长度90的最后大致百分之15到25之内。通道146在保持流动最小的同时提供后缘46附近的较大的冷却区域(例如，大于用于涡轮护罩的典型冷却系统)。总体上，通道146的形状还优化成在堵住通道146的情况中提供的足够的冷却。在某些实施例中，本体42可仅包括通道146(与通道74,146两者相对)。
图7为沿线7-7截取的图5的内涡轮护罩节段36的一部分的实施例的透视截面视图(其中以虚线示出了入口通路168和通道106)。如图所示，入口通路168(虚线所示)大体上沿径向方向32从通道106的第一部分130,140的自由端110延伸至侧向侧52(例如，至开口93)，以允许冷却流体流入通道106中。通道146(例如，第一部分158的自由端152)还可以联接到类似于通路168的入口通路。在某些实施例中，入口通路168可关于侧向侧54成角。例如，入口通路168的角可范围在大约45到90度之间、45到70度之间、70到90度之间，以及其中的所有子范围。而且，如图7中所示，用于通道106(或通道146)出口孔170将用过的冷却流体从后缘46排出。
图8为用于制造内涡轮护罩节段36的方法172的实施例的流程图。方法172包括铸造本体42(框174)。方法172还包括将气体路径表面铣削到本体42上(框176)。具体而言，构造成朝热气体流动路径47定向的侧向侧54可在第一侧缘48与第二侧缘50之间沿周向方向34和/或在前缘44与后缘46之间沿轴向方向30铣削成弧形。方法172还包括将通道74,106,146形成(例如，机加工、放电加工等)到本体42的侧向侧54(框178)。方法172还包括可选地形成(例如，机加工、放电加工等)出口特征或出口标记特征，其指示将在通道74的第二端部82(或分别通道106,146的部分134,162)中钻取或放电加工的出口孔的位置(框180)。该方法172仍进一步包括形成(例如，机加工、放电加工等)从侧向52到通道74的第一端部76的钩形部分78的自由端80的入口通路和/或到通道106,146的入口通路168(框182)。方法172包括遮盖入口通路94,168的开口或孔口92,93(框184)，以在内涡轮护罩节段36的制造期间阻挡碎屑进入通道74,106,146内。方法172包括将PSP层58硬钎焊到侧向侧54上(框186)，使得PSP层58的第一表面60与本体42一起限定(例如，包围)通道74,106,146，且PSP层58的第二表面62与热气体流动路径47对接。在某些实施例中，作为PSP层58的替代方案，非PSP金属片可设置在侧向侧54上，其与本体42一起限定通道74,106和146。在某些实施例中，作为PSP层58的替代方案，阻隔涂层或TBC桥接物可用于包围本体42内的通道74,106,146。方法172还包括检查PSP层58与本体42的硬钎焊(框188)。方法172还包括机加工斜面(例如，侧缘48,50)(框190)。方法172还包括从入口通路94,168的开口92,93除去遮盖(框192)。该方法172甚至还包括形成(例如，机加工、放电加工等)通道74的第二端部82的出口孔，以允许冷却流体流出侧缘48,50，和/或出口孔170(例如，流出计量孔)(框194)。在某些实施例中，通道74,106,146、计量特征和入口通路94可在本体42内铸造。
公开的实施例的技术效果包括提供一种用于冷却内涡轮护罩节段36的后缘46的系统和方法。具体而言，内涡轮护罩节段36包括经由PSP层58被包围在本体42内的侧向侧54上的近表面微通道146。通道146包括联接到入口通路168的自由端110，以允许冷却流体流入通道146来冷却内涡轮护罩节段36的后缘46。通道146还可包括计量特征来调节通道146内的冷却流体的流。通道146的蛇形形状在保持流动最小的同时提供后缘46附近的较大的冷却区域(例如，大于用于涡轮护罩的典型冷却系统)。通道146的形状还优化成在堵住通道146的情况中提供的足够的冷却。内涡轮护罩节段36的公开实施例可允许以较少空气(例如，少于用于涡轮护罩的典型冷却系统)冷却内涡轮护罩节段36的后缘46，导致与用于冷却的可充空气方面相关联的成本降低。
本书面描述使用了实例来公开本主题，包括最佳模式，且还使本领域的任何技术人员能够实践本主题，包括制作和使用任何装置或系统，以及执行任何并入的方法。本主题的专利范围由权利要求限定，且可包括本领域的技术人员想到的其它实例。如果此类其它实施例具有并非不同于权利要求的书面语言的结构元件，或如果它们包括与权利要求的书面语言无实质差别的等同结构元件，则期望此类其它实例在权利要求的范围内。

Claims (15)

1.一种用于在燃气涡轮发动机(10)的涡轮区段(18)中使用的护罩节段(40)，包括：
本体(42)，其包括前缘(44)、后缘(46)、第一侧缘(48)、第二侧缘(50)，以及在所述前缘(44)与所述后缘(46)之间且在所述第一侧缘(48)与所述第二侧缘(50)之间的一对相对的侧向侧(52,54)，其中所述一对相对的侧向侧(52,54)中的第一侧向侧(52)构造成与具有冷却流体的腔(56)对接，且所述一对相对的侧向侧(52,54)中的第二侧向侧(54)朝热气体流动路径(47)定向；以及
设置在所述后缘(46)附近所述第二侧向侧(54)上所述本体(42)内的至少一个第一通道，其中所述至少一个第一通道包括：第一部分，其从所述后缘(46)的上游朝所述后缘(46)沿从所述前缘(44)到所述后缘(46)的第一方向延伸；第二部分，其从所述后缘(46)到所述后缘(46)的上游沿从所述后缘(46)到所述前缘(44)的第二方向延伸；以及第三部分，其从所述后缘(46)的上游朝所述后缘(46)沿所述第一方向延伸；以及
其中所述至少一个第一通道构造成接收来自所述腔(56)的所述冷却流体来冷却所述后缘(46)；
其特征在于，所述护罩节段还包括：
在所述第二侧向侧(54)上设置在所述本体(42)内的至少一个第二通道(74)，其设置在不邻近所述后缘(46)的区域中，其中所述至少一个第二通道包括第一端部部分(76)和第二端部部分，所述第一端部部分(76)包括钩形部分(78)，所述钩形部分具有邻近一个侧缘(48, 50)的自由端(80)，所述第二端部部分延伸至另一侧缘(48, 50)，
其中，所述至少一个第二通道经由联接到所述钩形部分(78)的所述自由端(80)的入口通道来联接到所述腔(56)，以接收来自所述腔(56)的冷却流体来冷却所述侧缘(48, 50)。
2.根据权利要求1所述的护罩节段(40)，其特征在于，所述第一部分、所述第二部分、以及所述第三部分是线性的。
3.根据权利要求2所述的护罩节段(40)，其特征在于，所述至少一个第一通道包括在所述后缘(46)附近将所述第一部分联接至所述第二部分的第一弯曲部分。
4.根据权利要求3所述的护罩节段(40)，其特征在于，所述至少一个第一通道包括在所述后缘(46)的上游将所述第二部分联接至所述第三部分的第二弯曲部分。
5.根据权利要求1所述的护罩节段(40)，其特征在于，所述第一部分、所述第二部分、以及所述第三部分是关于彼此平行的。
6.根据权利要求1所述的护罩节段(40)，其特征在于，所述至少一个第一通道布置成蛇形图案。
7.根据权利要求1所述的护罩节段(40)，其特征在于，所述第一部分包括第一自由端，所述护罩节段(40)包括入口通路，其联接至所述第一自由端且沿径向方向(32)从所述第一自由端延伸至所述第一侧向侧(52)，且所述入口通路构造成将所述冷却流体从所述腔(56)提供至所述至少一个第一通道。
8.根据权利要求7所述的护罩节段(40)，其特征在于，所述第三部分包括设置在所述后缘(46)处的第二自由端，且所述至少一个第一通道构造成在所述后缘(46)处经由所述第二自由端将所述冷却流体从所述本体(42)排出。
9.根据权利要求1所述的护罩节段(40)，其特征在于，所述第一部分相比于所述第二部分和所述第三部分定位更靠近从所述前缘(44)延伸至所述后缘(46)的所述本体(42)的中心轴线。
10.根据权利要求9所述的护罩节段(40)，其特征在于，所述第二部分相比于所述第三部分定位更靠近所述中心轴线。
11.根据权利要求1所述的护罩节段(40)，其特征在于，所述至少一个第一通道被放电加工到所述本体(42)中。
12.根据权利要求1所述的护罩节段(40)，其特征在于，所述本体(42)具有从所述前缘(44)至所述后缘(46)的一段长度，且所述至少一个第一通道全部设置在所述长度的最后四分之一内。
13.根据权利要求1所述的护罩节段(40)，其特征在于，包括硬钎焊到所述第二侧向侧(54)上的预烧结预成形件层(58)，其中所述预烧结预成形件层(58)包括构造成与所述热气体流动路径(47)对接的第一表面和与所述本体(42)一起限定所述至少一个第一通道的第二表面。
14.一种燃气涡轮发动机(10)，包括：
压缩机(24)；
燃烧系统(16)；以及
涡轮区段(18)，其包括：
外壳(19)；
联接至所述外壳(19)的外护罩节段(38)；
联接至所述外护罩节段(38)来形成腔(56)的内护罩节段(36)，所述腔(56)构造成接收来自所述压缩机(24)的冷却流体，其中所述内护罩节段(36)包括根据任一项前述权利要求所述的护罩节段。
15.根据权利要求14所述的燃气涡轮发动机(10)，其特征在于，所述至少一个第一通道和至少一个第二通道中的每个通道包括第一自由端和第二自由端，所述内护罩节段(36)包括联接至所述至少一个第一通道和至少一个第二通道中的相应通道的相应第一自由端的多个入口通路的相应入口通路，所述多个入口通路从相应第一自由端延伸至所述第一侧向侧(52)，且所述多个入口通路构造成将所述冷却流体从所述腔(56)提供至所述至少一个第一通道和至少一个第二通道。
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Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10494930B2 (en) * 2016-06-16 2019-12-03 General Electric Company Ceramic matrix composite component cooling
US10989070B2 (en) * 2018-05-31 2021-04-27 General Electric Company Shroud for gas turbine engine
US11015481B2 (en) 2018-06-22 2021-05-25 General Electric Company Turbine shroud block segment with near surface cooling channels
US10822985B2 (en) * 2018-08-29 2020-11-03 Raytheon Technologies Corporation Internal cooling circuit for blade outer air seal formed of laminate

Family Cites Families (48)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4490773A (en) 1983-12-19 1984-12-25 United Technologies Corporation Capacitive pressure transducer
US5586859A (en) * 1995-05-31 1996-12-24 United Technologies Corporation Flow aligned plenum endwall treatment for compressor blades
WO1997032519A1 (en) 1996-03-05 1997-09-12 Lifesensors, Inc. Telemetric intracranial pressure monitoring system
US5829245A (en) 1996-12-31 1998-11-03 Westinghouse Electric Corporation Cooling system for gas turbine vane
FR2762389B1 (fr) 1997-04-17 1999-05-21 Commissariat Energie Atomique Microsysteme a membrane souple pour capteur de pression et procede de realisation
US6278379B1 (en) 1998-04-02 2001-08-21 Georgia Tech Research Corporation System, method, and sensors for sensing physical properties
US6241467B1 (en) * 1999-08-02 2001-06-05 United Technologies Corporation Stator vane for a rotary machine
US7699059B2 (en) 2002-01-22 2010-04-20 Cardiomems, Inc. Implantable wireless sensor
WO2004019773A1 (en) 2002-08-27 2004-03-11 Michigan State University Implantable microscale pressure sensor system
CA2539261C (en) 2003-09-16 2011-05-17 Cardiomems, Inc. Implantable wireless sensor
US6905302B2 (en) 2003-09-17 2005-06-14 General Electric Company Network cooled coated wall
US7089797B2 (en) 2004-10-18 2006-08-15 Silverbrook Research Pty Ltd Temperature insensitive pressure sensor
US7089790B2 (en) 2004-10-18 2006-08-15 Silverbrook Research Pty Ltd Pressure sensor with laminated membrane
US7234357B2 (en) 2004-10-18 2007-06-26 Silverbrook Research Pty Ltd Wafer bonded pressure sensor
US7159467B2 (en) 2004-10-18 2007-01-09 Silverbrook Research Pty Ltd Pressure sensor with conductive ceramic membrane
US7089798B2 (en) 2004-10-18 2006-08-15 Silverbrook Research Pty Ltd Pressure sensor with thin membrane
US7240560B2 (en) 2004-10-18 2007-07-10 Silverbrook Research Pty Ltd Pressure sensor with remote power source
US7306424B2 (en) 2004-12-29 2007-12-11 United Technologies Corporation Blade outer seal with micro axial flow cooling system
US7510370B2 (en) 2005-02-01 2009-03-31 Honeywell International Inc. Turbine blade tip and shroud clearance control coating system
US7284954B2 (en) 2005-02-17 2007-10-23 Parker David G Shroud block with enhanced cooling
US7513040B2 (en) 2005-08-31 2009-04-07 United Technologies Corporation Manufacturable and inspectable cooling microcircuits for blade-outer-air-seals
US7621719B2 (en) 2005-09-30 2009-11-24 United Technologies Corporation Multiple cooling schemes for turbine blade outer air seal
US20070090926A1 (en) 2005-10-26 2007-04-26 General Electric Company Chemical and biological sensors, systems and methods based on radio frequency identification
US8318099B2 (en) 2005-10-26 2012-11-27 General Electric Company Chemical and biological sensors, systems and methods based on radio frequency identification
NO324582B1 (no) 2006-02-03 2007-11-26 Roxar As Anordning for differensialtrykkmaling
US7653994B2 (en) 2006-03-22 2010-02-02 General Electric Company Repair of HPT shrouds with sintered preforms
US7553128B2 (en) 2006-10-12 2009-06-30 United Technologies Corporation Blade outer air seals
US20110320142A1 (en) 2010-06-28 2011-12-29 General Electric Company Temperature independent pressure sensor and associated methods thereof
US7597533B1 (en) 2007-01-26 2009-10-06 Florida Turbine Technologies, Inc. BOAS with multi-metering diffusion cooling
US7900458B2 (en) 2007-05-29 2011-03-08 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoils with near surface cooling passages and method of making same
US8061979B1 (en) * 2007-10-19 2011-11-22 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine BOAS with edge cooling
US8128344B2 (en) * 2008-11-05 2012-03-06 General Electric Company Methods and apparatus involving shroud cooling
US8568027B2 (en) 2009-08-26 2013-10-29 Ut-Battelle, Llc Carbon nanotube temperature and pressure sensors
US8556575B2 (en) 2010-03-26 2013-10-15 United Technologies Corporation Blade outer seal for a gas turbine engine
US8647053B2 (en) 2010-08-09 2014-02-11 Siemens Energy, Inc. Cooling arrangement for a turbine component
US8894352B2 (en) 2010-09-07 2014-11-25 Siemens Energy, Inc. Ring segment with forked cooling passages
US20120114868A1 (en) 2010-11-10 2012-05-10 General Electric Company Method of fabricating a component using a fugitive coating
US8739404B2 (en) 2010-11-23 2014-06-03 General Electric Company Turbine components with cooling features and methods of manufacturing the same
US8449246B1 (en) 2010-12-01 2013-05-28 Florida Turbine Technologies, Inc. BOAS with micro serpentine cooling
US8876458B2 (en) 2011-01-25 2014-11-04 United Technologies Corporation Blade outer air seal assembly and support
US8870523B2 (en) 2011-03-07 2014-10-28 General Electric Company Method for manufacturing a hot gas path component and hot gas path turbine component
US9017012B2 (en) 2011-10-26 2015-04-28 Siemens Energy, Inc. Ring segment with cooling fluid supply trench
US9127549B2 (en) 2012-04-26 2015-09-08 General Electric Company Turbine shroud cooling assembly for a gas turbine system
US8998572B2 (en) 2012-06-04 2015-04-07 United Technologies Corporation Blade outer air seal for a gas turbine engine
US9828872B2 (en) * 2013-02-07 2017-11-28 General Electric Company Cooling structure for turbomachine
EP2894301A1 (en) 2014-01-14 2015-07-15 Alstom Technology Ltd Stator heat shield segment
US10030537B2 (en) 2015-10-12 2018-07-24 General Electric Company Turbine nozzle with inner band and outer band cooling
US20170122109A1 (en) 2015-10-29 2017-05-04 General Electric Company Component for a gas turbine engine

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JP6929049B2 (ja) 2021-09-01
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